專利名稱：飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)及監(jiān)控方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種實時監(jiān)控系統(tǒng)，特別是一種用于飛機胎壓實時監(jiān)控的系統(tǒng)及監(jiān)控方法。
背景技術(shù)：
飛機實際運行情況和理論研究表明對于飛機不同的載重量和不同的跑道條件，輪胎有一個最合適的壓力值，否則由于飛機載重過大，降落時輪胎可能受到較大沖擊而導(dǎo)致爆胎；其次，由于飛機輪胎壓力的不平衡，會造成著陸剎車效率下降，有關(guān)研究數(shù)據(jù)表明，一個輪胎壓力相對于其他輪胎壓力過度降低，可導(dǎo)致剎車效率下降20% ;再者，不平衡的輪胎壓力還會使起落架受載不對稱，誘發(fā)不良激振。因此，對于輪胎壓力實時監(jiān)控，可大大提高飛機的著陸性能，并將著陸過程中不安全因素減至最少。飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)是一種對輪胎內(nèi)部的氣壓進行監(jiān)測，并可根據(jù)飛行員指令對飛機輪胎壓力進行調(diào)控的裝置，它是保證飛機安全的一項新技術(shù)。在日常維護中，該系統(tǒng)也可免去對輪胎壓力進行地面人工測量，減輕對輪胎的維護工作量。 發(fā)表于《計算機測量與控制》的文章《飛機輪胎壓力監(jiān)控系統(tǒng)研究》是在Freescale公司提供的汽車胎壓監(jiān)測系統(tǒng)技術(shù)方案的技術(shù)上進行的二次開發(fā)，僅僅進行了原理性驗證，存在以下不足系統(tǒng)采用電池供電，但電池容量有限，需要定期更換，并且體積大，安裝不便，難以在惡劣的高低溫工作環(huán)境下應(yīng)用，否則電池會發(fā)生電量損失、腐蝕破壞，甚至有爆炸起火的危險；為了延長電池的使用壽命，需要控制系統(tǒng)在不同的工作模式之間來回切換，使得系統(tǒng)并不能實現(xiàn)真正意義上的實時性，系統(tǒng)軟件過于復(fù)雜；采用射頻通信技術(shù)，具有較大的通信帶寬、很強的穿透能力、較遠的傳輸距離，會對飛機上其他設(shè)備造成干擾；在已有技術(shù)上二次開發(fā)，系統(tǒng)復(fù)雜，可擴展性差，可靠性低。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有技術(shù)不能有效解決飛機輪胎胎壓監(jiān)控的不足，本發(fā)明提供一種飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)。通過對飛機輪胎壓力進行實時監(jiān)測和調(diào)控，使其各個輪胎壓力均衡并適于不同的跑道路面，可大大提高飛行安全性。 本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是包括電源、CAN總線、起落架內(nèi)控制模塊、第一旋轉(zhuǎn)變壓器、第二旋轉(zhuǎn)變壓器、機輪內(nèi)監(jiān)測模塊、壓力傳感器、放氣機構(gòu)和駕駛艙儀表。電源為機載電源，用于給起落架內(nèi)控制模塊供電。起落架內(nèi)控制模塊安裝于起落架支柱上，每個起落架支柱安裝一個，通過第一旋轉(zhuǎn)變壓器給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊供電，通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器和機輪內(nèi)監(jiān)測模塊進行交互通信，通過CAN總線與駕駛艙儀表進行交互通信。第一旋轉(zhuǎn)變壓器和第二旋轉(zhuǎn)變壓器安裝于飛機輪軸內(nèi)，第一旋轉(zhuǎn)變壓器用于非接觸能量傳輸，不受機輪轉(zhuǎn)速及位置的影響，第二旋轉(zhuǎn)變壓器用于非接觸信號傳輸，利用電磁耦合實現(xiàn)信號傳輸。壓力傳感器安裝于機輪輪轂上，每個機輪安裝一個，壓力傳感器實時監(jiān)測輪胎壓力，并將數(shù)據(jù)傳給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊。機輪內(nèi)監(jiān)測模塊安裝于機輪端蓋上，每個機輪安裝一個。機輪內(nèi)監(jiān)測模塊接收壓力傳感器實時傳來的壓力信號，然后進行調(diào)制，通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器發(fā)送給起落架內(nèi)控制模塊。另外，機輪內(nèi)監(jiān)測模塊接收起落架內(nèi)控制模塊通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器傳送來的控制信號，將控制信號解調(diào)出來后，控制放氣機構(gòu)調(diào)節(jié)胎壓。放氣機構(gòu)安裝于機輪輪轂上，每個機輪安裝一個，用于對胎壓進行調(diào)控。駕駛艙儀表安裝于駕駛艙內(nèi)，用于顯示輪胎壓力值和異常信息，并用于設(shè)定壓力調(diào)控指令。 上述的起落架內(nèi)控制模塊包括CAN接口 、控制模塊JTAG接口 、控制模塊CPU、控制模塊穩(wěn)壓單元、控制模塊調(diào)制單元、控制模塊解調(diào)單元和高頻逆變單元。CAN總線通過CAN接口與控制模塊CPU進行電氣轉(zhuǎn)換?？刂颇KJTAG接口連接控制模塊CPU，為對控制模塊CPU進行在線調(diào)試和程序下載的接口 ，符合JTAG接口規(guī)范。電源通過控制模塊穩(wěn)壓單元為起落架內(nèi)控制模塊上的電路提供穩(wěn)定合適的直流電壓，保證其可靠工作。電源通過高頻逆變單元產(chǎn)生高頻方波提供能量，驅(qū)動第一旋轉(zhuǎn)變壓器?？刂颇KCPU發(fā)出的信號通過控制模塊調(diào)制單元調(diào)制后發(fā)送給第二旋轉(zhuǎn)變壓器，調(diào)制方式為FSK調(diào)制。控制模塊解調(diào)單元解調(diào)同一個第二旋轉(zhuǎn)變壓器發(fā)來的FSK信號，輸出至控制模塊CPU?？刂颇KCPU完成整個起落架內(nèi)控制模塊的信息處理和控制功能。 上述的機輪內(nèi)監(jiān)測模塊主要包括監(jiān)測模塊解調(diào)單元、監(jiān)測模塊調(diào)制單元、整流濾
波單元、監(jiān)測模塊JTAG接口 、監(jiān)測模塊CPU、監(jiān)測模塊穩(wěn)壓單元、電機驅(qū)動單元和信號調(diào)理
單元。監(jiān)測模塊解調(diào)單元解調(diào)第二旋轉(zhuǎn)變壓器發(fā)送的指令信息，輸出至監(jiān)測模塊CPU，監(jiān)測
模塊CPU發(fā)出的信息通過監(jiān)測模塊調(diào)制單元調(diào)制后發(fā)送給同一個第二旋轉(zhuǎn)變壓器，調(diào)制方
式采用FSK方式。整流濾波單元對通過第一旋轉(zhuǎn)變壓器耦合過來的高頻方波進行整流并濾
波成直流電壓，通過監(jiān)測模塊穩(wěn)壓單元輸出至監(jiān)測模塊CPU。監(jiān)測模塊JTAG接口鏈接監(jiān)測
模塊CPU，為對監(jiān)測模塊CPU進行在線調(diào)試和程序下載的接口 ，符合JTAG接口規(guī)范。監(jiān)測模
塊CPU完成整個機輪內(nèi)監(jiān)測模塊的信息處理和控制功能。監(jiān)測模塊CPU通過電機驅(qū)動單元
驅(qū)動放氣機構(gòu)。壓力傳感器輸出的微弱信號通過信號調(diào)理單元調(diào)理后發(fā)送給監(jiān)測模塊CPU。 上述的機輪內(nèi)監(jiān)測模塊置于機輪上，與外界隔離，隨機輪一起處于高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，
其供電采用非接觸能量傳輸方法。非接觸能量傳輸技術(shù)利用第一旋轉(zhuǎn)變壓器進行能量傳
輸，將傳統(tǒng)變壓器的感應(yīng)耦合磁路分開，初級繞組和次級繞組分別繞制于可相互轉(zhuǎn)動的定
子磁芯和轉(zhuǎn)子鐵芯上，實現(xiàn)電源和負載間的非接觸能量傳輸。解決了使用電池供電存在的
眾多不足，可工作于惡劣的高低溫工作環(huán)境下，無需更換，系統(tǒng)無需在不同的工作模式之間
來回切換，簡化系統(tǒng)軟件，增大系統(tǒng)響應(yīng)速率，可實現(xiàn)真正意義上的實時性。 上述的機輪內(nèi)監(jiān)測模塊和起落架內(nèi)控制模塊之間采用旋轉(zhuǎn)變壓器耦合通信方法。
旋轉(zhuǎn)變壓器耦合通信方法利用第二旋轉(zhuǎn)變壓器的電磁耦合進行信號傳輸，第二旋轉(zhuǎn)變壓器
初級繞組和次級繞組分別繞制于可相互轉(zhuǎn)動的定子磁芯和轉(zhuǎn)子鐵芯上，實現(xiàn)信源和信宿間
的電磁耦合通信。該通信方式的通信介質(zhì)——磁場被限定在定、轉(zhuǎn)子鐵芯之內(nèi)，對外無輻
射，解決了使用射頻通信技術(shù)會對飛機上其他設(shè)備造成干擾的問題。 上述的旋轉(zhuǎn)變壓器耦合通信方法采用頻移鍵控(FSK)調(diào)制方式。 本發(fā)明的實施方法分兩部分不放氣狀態(tài)下的監(jiān)測方法和放氣狀態(tài)下的監(jiān)控方法。 不放氣狀態(tài)下的監(jiān)測方法包括以下步驟
(a)測量輪胎壓力，并將其換為數(shù)字信號；
(b)對以上代表輪胎壓力的數(shù)字信號進行FSK調(diào)制； (c)解調(diào)FSK信號，還原出胎壓數(shù)字信號，然后將該信號裝幀打包，按照CAN協(xié)議發(fā)送給駕駛艙儀表； (d)對胎壓信號進行顯示，如果數(shù)據(jù)異常，會進行聲光報警。 為保證實時性，上述監(jiān)測方法的監(jiān)測周期為0. 5 3秒。 放氣狀態(tài)下的監(jiān)控方法包括以下步驟 (a)降落前，根據(jù)跑道狀況和飛機載重情況發(fā)送放氣指令； (b)對放氣指令進行調(diào)制并發(fā)送； (c)解調(diào)指令信號，還原出胎壓目標值； (d)比較胎壓實測值和胎壓目標值，若胎壓目標值小于胎壓實測值，則動作放氣機構(gòu)，進行放氣，進入步驟(e);否則不進行任何動作； (e)不斷對胎壓實測值和胎壓目標值進行比較，若胎壓實測值小于等于胎壓目標值，則動作放氣機構(gòu)，停止放氣。 在放氣過程的任意時刻，飛行員可手動停止放氣。 在該監(jiān)控方法執(zhí)行過程中，上述的監(jiān)測方法以設(shè)定的周期進行監(jiān)測。 本發(fā)明的有益效果是1)采用非接觸能量傳輸技術(shù)和旋轉(zhuǎn)變壓器耦合通信技術(shù)，
解決了電池供電和射頻通信存在的較多問題；2)本發(fā)明系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，擴展性好，可靠性
高；3)本發(fā)明可使得飛機在不同跑道和載重條件下降低爆胎幾率，增大剎車效率，減小起
落架不良激振，增強飛機著陸安全性和減少飛機地勤維護。 下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明。


圖1為飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖。 圖中，l-電源，2-CAN總線，3-起落架內(nèi)控制模塊，4-第一旋轉(zhuǎn)變壓器，5-第二旋轉(zhuǎn)變壓器，6-機輪內(nèi)監(jiān)測模塊，7-壓力傳感器，S-放氣機構(gòu)，9-駕駛艙儀表。
圖2為起落架內(nèi)控制模塊結(jié)構(gòu)框圖。 圖中，10-CAN接口 ， 11-控制模塊JTAG接口 ， 12-控制模塊CPU, 13-控制模塊穩(wěn)壓單元，14-控制模塊調(diào)制單元，15-控制模塊解調(diào)單元，16-高頻逆變單元。
圖3為機輪內(nèi)監(jiān)測模塊結(jié)構(gòu)框圖。 圖中，17-監(jiān)測模塊解調(diào)單元，18-監(jiān)測模塊調(diào)制單元，19-整流濾波單元，20-監(jiān)測模塊JTAG接口 ， 21-監(jiān)測模塊CPU, 22-監(jiān)測模塊穩(wěn)壓單元，23-電機驅(qū)動單元，24-信號調(diào)理單元。
具體實施例方式
如圖1所示，本發(fā)明包括電源1、 CAN總線2、起落架內(nèi)控制模塊3、第一旋轉(zhuǎn)變壓器4、第二旋轉(zhuǎn)變壓器5、機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6、壓力傳感器7、放氣機構(gòu)8和駕駛艙儀表9。電源1為飛機上+28V低壓直流電源，用于給起落架內(nèi)控制模塊3供電。CAN總線2用于駕駛艙儀表9和起落架內(nèi)控制模塊3的交互通信。每個起落架支柱安裝有一個起落架內(nèi)控制模塊3，對2個機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6進行控制，并通過CAN總線2與駕駛艙儀表9進行通訊。本實施實例共有7個起落架內(nèi)控制模塊3，其功能主要有處理機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6發(fā)送來的數(shù)
據(jù)，將壓力信號解調(diào)出來，送駕駛艙儀表9顯示；接收駕駛艙儀表9發(fā)送來的指令并將控制
信號調(diào)制，通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器5發(fā)送給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6。第一旋轉(zhuǎn)變壓器4和第二旋 轉(zhuǎn)變壓器5安裝于飛機輪軸內(nèi)。第一旋轉(zhuǎn)變壓器4用于非接觸能量傳輸，不受機輪轉(zhuǎn)速及 位置的影響，將傳統(tǒng)變壓器的緊耦合方式改為旋轉(zhuǎn)變壓器的松耦合方式，使初、次級繞組實 現(xiàn)分離，可以保持相對靜止和旋轉(zhuǎn)運動狀態(tài)，在電源和負載之間不需要物理連接的情況下 就能進行能量傳輸。第二旋轉(zhuǎn)變壓器5用于非接觸信號傳輸，利用電磁耦合實現(xiàn)信號傳輸。 機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6安裝于機輪端蓋上，每個機輪安裝一個。機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6接收壓力傳 感器7實時傳來的壓力信號，并將數(shù)據(jù)分析后調(diào)制，通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器5發(fā)送給起落架內(nèi) 控制模塊3。另外，該模塊接收起落架內(nèi)控制模塊3通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器5傳送來的控制信 號，將控制信號解調(diào)出來后，控制放氣機構(gòu)8調(diào)節(jié)胎壓。本發(fā)明共有14個機輪內(nèi)監(jiān)測模塊 6。壓力傳感器7安裝于機輪輪轂上，每個機輪安裝一個，壓力傳感器7實時監(jiān)測輪胎壓力， 并將數(shù)據(jù)傳給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6 。放氣機構(gòu)8安裝于機輪輪轂上，每個機輪安裝一個，用于 對胎壓進行調(diào)控。駕駛艙儀表9安裝于駕駛艙內(nèi)，用于顯示輪胎壓力值和異常信息，并用于 設(shè)定壓力調(diào)控指令。 參照圖2，上述的起落架內(nèi)控制模塊3包括CAN接口 10、控制模塊JTAG接口 11、 控制模塊CPU 12、控制模塊穩(wěn)壓單元13、控制模塊調(diào)制單元14、控制模塊解調(diào)單元15和高 頻逆變單元16。 CAN接口 10為CAN總線2和控制模塊CPU 12的電氣轉(zhuǎn)換接口?？刂颇K JTAG接口 11為對控制模塊CPU 12進行在線調(diào)試和程序下載的接口 ，符合JTAG接口規(guī)范。 控制模塊穩(wěn)壓單元13為起落架內(nèi)控制模塊3上的電路提供穩(wěn)定合適的直流電壓，保證其可 靠工作，其輸入電源為機上+28V低壓直流電源。控制模塊調(diào)制單元14對起落架內(nèi)控制模 塊3發(fā)送給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6的信息進行調(diào)制，調(diào)制方式為FSK調(diào)制。控制模塊解調(diào)單元 15解調(diào)機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6發(fā)來的FSK信號?？刂颇K調(diào)制單元14和控制模塊解調(diào)單元15 均連接到同一個第二旋轉(zhuǎn)變壓器5。高頻逆變單元16為向機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6提供能量產(chǎn)生 高頻方波，驅(qū)動第一旋轉(zhuǎn)變壓器4?？刂颇KCPU 12完成整個起落架內(nèi)控制模塊3的信息 處理和控制功能。 參照圖3，上述的機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6主要包括監(jiān)測模塊解調(diào)單元17、監(jiān)測模塊調(diào)制 單元18、整流濾波單元19、監(jiān)測模塊JTAG接口 20、監(jiān)測模塊CPU 21、監(jiān)測模塊穩(wěn)壓單元22、 電機驅(qū)動單元23和信號調(diào)理單元24。監(jiān)測模塊解調(diào)單元17解調(diào)起落架內(nèi)控制模塊3發(fā)送 的指令信息。監(jiān)測模塊調(diào)制單元18對機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6發(fā)送給起落架內(nèi)控制模塊3的信 息進行調(diào)制，調(diào)制方式采用FSK方式。整流濾波單元19對通過第一旋轉(zhuǎn)變壓器4耦合過來 的高頻方波進行整流并濾波成直流電壓，方便監(jiān)測模塊穩(wěn)壓單元22處理。監(jiān)測模塊JTAG 接口 20為對監(jiān)測模塊CPU 21進行在線調(diào)試和程序下載的接口，符合JTAG接口規(guī)范。監(jiān)測 模塊CPU 21完成整個機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6的信息處理和控制功能。電機驅(qū)動單元23用于對 放氣機構(gòu)8的電機進行驅(qū)動。信號調(diào)理單元24用于對壓力傳感器7輸出的微弱信號進行 調(diào)理，以方便與監(jiān)測模塊CPU 21進行連接。 上述的機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6置于機輪上，與外界隔離，隨機輪一起處于高速旋轉(zhuǎn)狀 態(tài)，其供電采用非接觸能量傳輸方法。非接觸能量傳輸技術(shù)利用第一旋轉(zhuǎn)變壓器4進行能 量傳輸，將傳統(tǒng)變壓器的感應(yīng)耦合磁路分開，初級繞組和次級繞組分別繞制于可相互轉(zhuǎn)動
7的定子磁芯和轉(zhuǎn)子鐵芯上，實現(xiàn)電源和負載間的非接觸能量傳輸。解決了使用電池供電存
在的眾多不足，可工作于惡劣的高低溫工作環(huán)境下，無需更換，系統(tǒng)無需在不同的工作模式
之間來回切換，簡化系統(tǒng)軟件，增大系統(tǒng)響應(yīng)速率，實現(xiàn)真正意義上的實時性。 上述的機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6和起落架內(nèi)控制模塊3之間采用旋轉(zhuǎn)變壓器耦合通信方
法。旋轉(zhuǎn)變壓器耦合通信方法利用第二旋轉(zhuǎn)變壓器5的電磁耦合進行信號傳輸，第二旋轉(zhuǎn)
變壓器5初級繞組和次級繞組分別繞制于可相互轉(zhuǎn)動的定子磁芯和轉(zhuǎn)子鐵芯上，實現(xiàn)信源
和信宿間的電磁耦合通信。該通信方式的通信介質(zhì)——磁場被限定在定、轉(zhuǎn)子鐵芯之內(nèi)，對
外無輻射，解決了使用射頻通信技術(shù)會對飛機上其他設(shè)備造成干擾的問題。 上述的旋轉(zhuǎn)變壓器耦合通信方法采用頻移鍵控(FSK)調(diào)制方式。 本發(fā)明的具體實施方法分兩部分不放氣狀態(tài)下的監(jiān)測方法和放氣狀態(tài)下的監(jiān)控
方法。不放氣狀態(tài)下的監(jiān)測方法包括以下步驟 (a)機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6通過壓力傳感器7測量輪胎壓力，并將壓力傳感器7感測的 胎壓模擬信號轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號； (b)機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6對代表胎壓信號的數(shù)字量進行調(diào)制，通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器5 發(fā)送給起落架內(nèi)控制模塊3; (c)起落架內(nèi)控制模塊3對收到的信號進行解調(diào)，還原出胎壓數(shù)字信號，然后將該 信號打包，通過CAN總線2發(fā)送給駕駛艙儀表9 ; (d)駕駛艙儀表9對胎壓信號進行顯示，如果數(shù)據(jù)異常，會進行聲光報警。為保證 實時性，本實施實例監(jiān)測方法的監(jiān)測周期為1秒。
放氣狀態(tài)下的監(jiān)控方法包括以下步驟 (a)降落前，飛行員根據(jù)跑道狀況和飛機載重情況在駕駛艙儀表9上選擇合適的 胎壓檔位，通過CAN總線2發(fā)送放氣指令給起落架內(nèi)控制模塊3 。其中不同的胎壓檔位對應(yīng) 不同的胎壓目標值； (b)起落架內(nèi)控制模塊3對放氣指令進行調(diào)制，通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器5發(fā)送給機輪 內(nèi)監(jiān)測模塊6; (c)機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6對收到的指令信號進行解調(diào)，還原出胎壓目標值； (d)機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6對胎壓實測值和胎壓目標值進行比較，若胎壓目標值小于
胎壓實測值，則動作放氣機構(gòu)8，進行放氣，否則不進行任何動作； (e)若處于放氣狀態(tài)，機輪內(nèi)監(jiān)測模塊6對胎壓實測值和胎壓目標值不斷進行比
較，若胎壓實測值小于等于胎壓目標值，則動作放氣機構(gòu)8，停止放氣。 在放氣過程的任意時刻，飛行員可通過駕駛艙儀表9手動停止放氣。 在該監(jiān)控方法執(zhí)行過程中，上述的監(jiān)測方法以設(shè)定的周期1秒進行監(jiān)測。
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權(quán)利要求
飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)，包括電源、CAN總線、起落架內(nèi)控制模塊、第一旋轉(zhuǎn)變壓器、第二旋轉(zhuǎn)變壓器、機輪內(nèi)監(jiān)測模塊、壓力傳感器、放氣機構(gòu)和駕駛艙儀表，其特征在于電源為機載電源，用于給起落架內(nèi)控制模塊供電；起落架內(nèi)控制模塊安裝于起落架支柱上，每個起落架支柱安裝一個，通過第一旋轉(zhuǎn)變壓器給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊供電，通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器和機輪內(nèi)監(jiān)測模塊進行交互通信，通過CAN總線與駕駛艙儀表進行交互通信；第一旋轉(zhuǎn)變壓器和第二旋轉(zhuǎn)變壓器安裝于飛機輪軸內(nèi)，壓力傳感器安裝于機輪輪轂上，每個機輪安裝一個，壓力傳感器實時監(jiān)測輪胎壓力，并將數(shù)據(jù)傳給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊；機輪內(nèi)監(jiān)測模塊安裝于機輪端蓋上，每個機輪安裝一個；機輪內(nèi)監(jiān)測模塊接收起落架內(nèi)控制模塊通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器傳送來的控制信號，控制放氣機構(gòu)調(diào)節(jié)胎壓；放氣機構(gòu)安裝于機輪輪轂上，每個機輪安裝一個；駕駛艙儀表安裝于駕駛艙內(nèi)，顯示輪胎壓力值和異常信息，并設(shè)定壓力調(diào)控指令。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)，其特征在于所述的起落架內(nèi)控制模塊包括CAN接口 、控制模塊JTAG接口 、控制模塊CPU、控制模塊穩(wěn)壓單元、控制模塊調(diào)制單元、控制模塊解調(diào)單元和高頻逆變單元，CAN接口為CAN總線和控制模塊CPU的電氣轉(zhuǎn)換接口 ；CAN總線通過CAN接口與控制模塊CPU進行電氣轉(zhuǎn)換；控制模塊JTAG接口連接控制模塊CPU ;電源通過控制模塊穩(wěn)壓單元為起落架內(nèi)控制模塊上的電路提供穩(wěn)定合適的直流電壓，電源通過高頻逆變單元產(chǎn)生高頻方波提供能量，驅(qū)動第一旋轉(zhuǎn)變壓器；控制模塊CPU發(fā)出的信號通過控制模塊調(diào)制單元調(diào)制后發(fā)送給第二旋轉(zhuǎn)變壓器，控制模塊解調(diào)單元解調(diào)同一個第二旋轉(zhuǎn)變壓器發(fā)來的FSK信號，輸出至控制模塊CPU ;控制模塊CPU完成整個起落架內(nèi)控制模塊的信息處理和控制功能。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)，其特征在于所述的機輪內(nèi)監(jiān)測模塊包括監(jiān)測模塊解調(diào)單元、監(jiān)測模塊調(diào)制單元、整流濾波單元、監(jiān)測模塊JTAG接口 、監(jiān)測模塊CPU、監(jiān)測模塊穩(wěn)壓單元、電機驅(qū)動單元和信號調(diào)理單元；監(jiān)測模塊解調(diào)單元解調(diào)第二旋轉(zhuǎn)變壓器發(fā)送的指令信息，輸出至監(jiān)測模塊CPU,監(jiān)測模塊CPU發(fā)出的信息通過監(jiān)測模塊調(diào)制單元調(diào)制后發(fā)送給同一個第二旋轉(zhuǎn)變壓器；整流濾波單元對通過第一旋轉(zhuǎn)變壓器耦合過來的高頻方波進行整流并濾波成直流電壓，通過監(jiān)測模塊穩(wěn)壓單元輸出至監(jiān)測模塊CPU ;監(jiān)測模塊JTAG接口鏈接監(jiān)測模塊CPU ;監(jiān)測模塊CPU完成整個機輪內(nèi)監(jiān)測模塊的信息處理和控制功能；監(jiān)測模塊CPU通過電機驅(qū)動單元驅(qū)動放氣機構(gòu)；壓力傳感器輸出的信號通過信號調(diào)理單元調(diào)理后發(fā)送給監(jiān)測模塊CPU。
4. 一種權(quán)利要求1所述飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)的監(jiān)控方法，其特征在于輪胎不放氣狀態(tài)下的監(jiān)測方法包含以下步驟(a) 測量輪胎壓力，并將其換為數(shù)字信號；(b) 對代表輪胎壓力的數(shù)字信號進行FSK調(diào)制；(c) 解調(diào)FSK信號，還原出胎壓數(shù)字信號，然后將該信號裝幀打包，按照CAN協(xié)議發(fā)送給駕駛艙儀表；(d) 對胎壓信號進行顯示。
5. —種權(quán)利要求1所述飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)的監(jiān)控方法，其特征在于輪胎放氣狀態(tài)下的監(jiān)控方法包含以下步驟(a)降落前，根據(jù)跑道狀況和飛機載重情況發(fā)送放氣指令；b) 對放氣指令進行調(diào)制并發(fā)送；(c) 解調(diào)指令信號，還原出胎壓目標值；(d) 比較胎壓實測值和胎壓目標值，若胎壓目標值小于胎壓實測值，則動作放氣機構(gòu)，進行放氣，進入步驟(e);否則不進行任何動作；(e) 不斷對胎壓實測值和胎壓目標值進行比較，若胎壓實測值小于等于胎壓目標值，則動作放氣機構(gòu)，停止放氣。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛機胎壓實時監(jiān)控系統(tǒng)及監(jiān)控方法，電源給起落架內(nèi)控制模塊供電；起落架內(nèi)控制模塊通過第一旋轉(zhuǎn)變壓器給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊供電，通過第二旋轉(zhuǎn)變壓器和機輪內(nèi)監(jiān)測模塊進行交互通信，通過CAN總線與駕駛艙儀表進行交互通信；壓力傳感器實時監(jiān)測輪胎壓力，并將數(shù)據(jù)傳給機輪內(nèi)監(jiān)測模塊；機輪內(nèi)監(jiān)測模塊控制放氣機構(gòu)調(diào)節(jié)胎壓；駕駛艙儀表顯示輪胎壓力值和異常信息，并設(shè)定壓力調(diào)控指令。本發(fā)明解決了電池供電和射頻通信存在的較多問題，結(jié)構(gòu)簡單，擴展性好，可靠性高；可使得飛機在不同跑道和載重條件下降低爆胎幾率，增大剎車效率，減小起落架不良激振，增強飛機著陸安全性和減少飛機地勤維護。
文檔編號B64D47/00GK101774337SQ20101001356
公開日2010年7月14日 申請日期2010年1月8日 優(yōu)先權(quán)日2010年1月8日
發(fā)明者張謙, 李兵強, 林輝, 齊蓉 申請人:西北工業(yè)大學;西安航空制動科技有限公司